RU2476708C1

RU2476708C1 - Liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2476708C1
Application number: RU2011138648/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2011-11-25
Filing date: 2011-11-25
Publication date: 2013-02-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed engine comprises onboard computer, electric power source, oxidiser turbo pump including main turbine, pumps and starting turbine, propellant gas generator, external compressed air bottle connected via high-pressure pipeline and external valve, fast-release connector, check valve and onboard pipeline to starting turbine, and igniters on combustion chamber and oxidiser gas generator. In compliance with this invention it additionally comprises propellant turbo pump unit with second main turbine, propellant pump and second booster turbine, and propellant gas generator integrated with propellant gas generator. Second booster turbine is connected via pipeline including starting valve with main turbine outlet. Oxidiser turbo pump unit comprises oxidiser pump and extra oxidiser pump. Oxidiser gas generator may be arranged between main turbine and oxidiser pump. Propellant gas generator may be arranged above second main turbine. Propellant gas generator sidewall allows regenerative cooling and comprises inner and outer spaced apart shells.

EFFECT: improved specific characteristics, higher reliability, multifold starting.

17 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, преимущественно первых ступеней ракет и направлено на улучшение управления ракетой, на которой он установлен, и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета, точности попадания, неуязвимости и т.д.The invention relates to liquid rocket engines - LRE, mainly the first stages of missiles and is aimed at improving the control of the rocket on which it is installed, and at significantly improving its many characteristics: flight range, accuracy, hit, invulnerability, etc.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use in space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of spacecraft, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine one shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The exit from the condenser through the coolant line is connected to the inlet to the pump of one of the components. The output from the pump of the same component is communicated with the condenser inlet through the refrigerant line. The second input of the condenser is in communication with the output of the turbine. The pump output of the other component is in communication with the entrance to the combustion chamber. The disadvantage of the engine is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.A known method of operation of the liquid propellant rocket engine and a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, and then discharge it into the nozzle head of the combustion chamber. Part of the flow rate of one of the fuel components is directed to the combustion chamber, and the remaining part is gasified and directed to turbines of turbopump units. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture. A liquid propellant rocket engine contains a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel component feed pumps, and a turbine. The engine comprises a booster turbopump pump and a mixer installed in series in front of the feed pump of one of the fuel components of the main turbopump assembly. The pump outlet of the main turbopump assembly is connected both to the nozzle head of the combustion chamber and to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The regenerative cooling circuit, in turn, is connected with the turbines of the main and booster turbopump units, the outputs of which are connected to the mixer.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7 F02K 9/48, publ. 09/27/2002 This LPRE includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is not acceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г, который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. September 10, 2003, which contains a chamber, a turbopump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components, and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump is connected to an electric flow regulator. Another input of the regulator is connected to the starting tank with standard fuel. The output from the regulator is connected to a gas generator. The outlet of the gas generator is connected to the inlet of the turbine pump unit, the outlet of which is connected to the mixing head. The flow regulator is equipped with a hydraulic actuator of the preliminary stage, which is connected through the cavitating nozzle and hydraulic relay to the starting tank with standard fuel. The hydraulic relay is connected to the second stage of the fuel pump. The throttle installed at the output of the first stage of the fuel pump is made in conjunction with a controlled valve of the preliminary stage.

Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов, регуляторов и обвязывающих трубопроводов и как следствие большой вес, низкая надежность, а также проблемы при запуске и выключении двигателя.The disadvantage is the complex pneumohydraulic circuit of the engine, the presence of a large number of valves, regulators and piping and, as a consequence, a large weight, low reliability, as well as problems when starting and turning off the engine.

Известен ЖРД, содержащий камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, таже он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.Known liquid propellant rocket engine containing a combustion chamber with a nozzle, a gas generator and a turbopump assembly containing oxidizer pumps, a fuel and a starting turbine, it also contains a high-pressure air cylinder connected through a valve to the starting turbine, and ignition devices on the combustion chamber and gas generator.

Недостатками этой конструкции является следующее.The disadvantages of this design are the following.

1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200…250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. киловатт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины.1. Forcing the LRE by increasing the pressure in the combustion chamber is limited to a pressure of 200 ... 250 atm. A further increase in pressure will require an increase in the power of the TNA turbine to hundreds of thousands of kilowatts, which is theoretically possible by increasing the temperature of the gas in front of the TNA turbine, but is not feasible due to a decrease in the strength and resource of the turbine rotor parts.

2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.2. In TNA, fuel and an oxidizer of very high pressure are simultaneously used, with their interaction self-ignition, explosion and destruction of TNA are possible.

3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.3. The liquid propellant rocket engine allows only a single inclusion in flight.

4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.4. The control of the operation of the rocket engine and the difficulty in controlling the thrust vector are not effective enough.

Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требует иметь мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).Multiple inclusion is used on low-power rocket engines of the last stage of launch vehicles. It is problematic to use similar fuel ignition systems in the first stages, as It requires a powerful energy source to start the liquid propellant rocket engine (TNA rotor and igniters), due to the high costs of the oxidizer and fuel, often having a low temperature (for cryogenic fuel components).

Задачей создания изобретения является улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и обеспечение многоразового запуска ЖРД, в первую очередь ЖРД первых ступеней ракет.The objective of the invention is to improve the specific characteristics of the liquid propellant rocket engine, increase its reliability and ensure multiple launch of the liquid propellant rocket engine, primarily the liquid propellant rocket engine of the first stages of rockets.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь, основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной, и газогенератор горючего, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводами, содержащими пусковые клапаны с выходами из основной турбины и второй основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя.The solution of these problems was achieved in a liquid-propellant rocket engine containing an on-board computer and an electric power source, an oxidizer turbopump assembly, which in turn contains a main turbine, pumps and a starting turbine, an oxidizer gas generator structurally combined with an oxidizer turbopump assembly, and an external high-pressure air cylinder connected by an external high pressure pipe through an external valve, a quick disconnect connection and a return valve to the starting turbine, and ignition devices and the combustion chamber and the oxidizer gas generator, in that according to the invention it further comprises a fuel pump assembly with a second main turbine, a fuel pump and a second start-up turbine, and a fuel gas generator structurally combined with the fuel pump assembly, and the second start-up turbine is connected by pipelines containing start-ups valves with exits from the main turbine and the second main turbine, the oxidizer turbopump assembly comprises an oxidizer pump and an additional oxidizer pump.

Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, два верхних коллектора в верхней части цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из второго верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторе установлено, по меньшей мере, по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторах одинаковое, в системе управления выполнен коммутатор, соединенный электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны с группами запальных устройств. К пусковой турбине присоединен как минимум один внешний баллон воздуха высокого давления трубопроводом высокого давления через клапан. Жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты и камера сгорания могут быть установлены в одной плоскости симметрично относительно продольной оси камеры сгорания и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты могут быть выполнены одинакового веса. На камере сгорания может быть выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.The combustion chamber contains a head, a cylindrical part, a nozzle, two upper collectors in the upper part of the cylindrical part of the nozzle and one lower collector in the lower part of the nozzle, the outlet of the main turbine of the oxidizer turbopump assembly is connected by a gas duct to the head of the combustion chamber, and the outlet of the fuel pump is connected to the lower by the collector, the exit from the second upper collector is connected to the fuel gas generator, and the exit from the main turbine of the fuel turbopump assembly is connected to the first upper collector. At least two groups of ignition devices are installed on the combustion chamber and the gas generator, the same number of groups on the combustion chamber and on the gas generators, a switch is made in the control system, which is connected by electrical connections on one side to the on-board computer, and on the other hand to groups ignition devices. At least one external high-pressure air cylinder is connected to the starting turbine via a high-pressure pipe through a valve. A liquid propellant rocket engine may include a central hinge made on a gas duct on the axis of the combustion chamber. The central hinge may be cylindrical. The central hinge can be made spherical. A liquid-propellant rocket engine may include speed sensors for the shafts of turbopump assemblies connected by electrical communication to an on-board computer. The turbopump units and the combustion chamber can be mounted in the same plane symmetrically with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber and their longitudinal axes are parallel to the longitudinal axis of the combustion chamber. The shafts of the turbopump units are made to rotate in opposite directions. Turbopump units can be made of the same weight. A power ring can be made on the combustion chamber to which one or two pairs of drives are connected to control the thrust vector.

Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Газовод может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным.The oxidizer gas generator may be installed between the first main turbine and the oxidizer pump. A fuel gas generator may be installed above the second main turbine. The gas duct can be made in a U-shape with rounded corners. The gasified fuel pipeline is made straightforward.

Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.The side wall of the fuel gas generator can be made with the possibility of regenerative cooling and contains an inner and outer shell with a gap between them.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…6, гдеThe invention is illustrated in the drawings of figures 1 ... 6, where

- на фиг.1 приведена схема ЖРД,- figure 1 shows a diagram of the rocket engine,

- на фиг.2 приведена схема ЖРД многоразового запуска,- figure 2 shows a diagram of the rocket engine multiple launch,

- на фиг.3 приведена схема коммутации запальных устройств,- figure 3 shows the switching circuit of the ignition devices,

- на фиг.4 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,- figure 4 shows the rocking scheme of the rocket engine in one plane,

- на фиг.5 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,- figure 5 shows the rocking engine rocket engine in two planes,

- на фиг.6 приведена схема системы управления по углу крена.- figure 6 shows a diagram of a control system for the angle of heel.

Жидкостный ракетный двигатель ЖРД (фиг.1…6) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3 и турбонасосный агрегат горючего 4, закрепленные на камере сгорания 1 при помощи тяг 5.A liquid propellant rocket engine LRE (figure 1 ... 6) contains a combustion chamber 1 with a nozzle 2, a turbopump oxidizer TNA 3 and a turbopump fuel assembly 4 mounted on the combustion chamber 1 using rods 5.

Камера сгорания 1 (фиг.1) содержит головку 6 и цилиндрическую часть 7, сопло 2 содержит сужающуюся часть 8 и расширяющуюся часть 9 с нижним коллектором 10. На камере сгорания 1 выполнены два верхних коллектора соответственно первый 11 и второй 12.The combustion chamber 1 (Fig. 1) contains a head 6 and a cylindrical part 7, the nozzle 2 contains a tapering part 8 and an expanding part 9 with a lower manifold 10. On the combustion chamber 1 there are two upper collectors, respectively, the first 11 and second 12.

Как сужающаяся 8, так и расширяющаяся 9 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки: внутреннюю стенку 13 и наружную стенку 14 с зазором 15 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 15 сообщается с полостью нижнего коллектора 10.Both the tapering 8 and the expanding 9 parts of the nozzle 2 are made with the possibility of regenerative cooling and contain two walls: the inner wall 13 and the outer wall 14 with a gap 15 between them for the passage of cooling fuel. The cavity of the gap 15 communicates with the cavity of the lower manifold 10.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит основную турбину 16, насос окислителя 17, дополнительный насос окислителя 18, пусковую турбину 19, к которой присоединена выхлопная труба 20. Соосно с ТНА окислителя 3 установлен и закреплен газогенератор окислителя 21, который газоводом 22 соединен с головой 6 камеры сгорания 1. Газовод 22 может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами для минимизации потерь давления «кислого» газа. ТНА окислителя 3 имеет установленный на его валу 23 датчик частоты вращения 24.The oxidizer turbopump assembly 3 comprises a main turbine 16, an oxidizer pump 17, an additional oxidizer pump 18, a start turbine 19 to which an exhaust pipe 20 is connected. An oxidizer gas generator 21 is installed and fixed coaxially with the oxidizer 3, which is connected to the head 6 of the combustion chamber by a gas duct 22 1. The gas duct 22 can be made U-shaped with rounded corners to minimize pressure loss of the "acid" gas. TNA oxidizer 3 has a speed sensor 24 mounted on its shaft 23.

Турбонасосный агрегат горючего 4 содержит основную турбину 25, насос горючего 26, вторую пусковую турбину 27, к которой присоединена выхлопная труба 28. Соосно с ТНА горючего 4 установлен и закреплен газогенератор горючего 29, который трубопроводом газифицированного горючего 30 соединен с первым верхним коллектором 11 камеры сгорания 1. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным для минимизации потерь давления в нем. ТНА горючего 4 имеет установленный на валу 31 датчик частоты вращения 32.The fuel pump turbine unit 4 contains a main turbine 25, a fuel pump 26, a second start-up turbine 27 to which an exhaust pipe 28 is connected. A fuel gas generator 29 is installed coaxially with the fuel pump 4 and connected to the first gasified fuel pipe 30 to the first upper collector 11 of the combustion chamber 1. The gasified fuel pipeline is straightforward to minimize pressure loss in it. Fuel TNA 4 has a speed sensor 32 mounted on the shaft 31.

Внутри камеры сгорания 1 (фиг.1) выполнены наружная плита 33, средняя плита 34 и внутренняя плита 35 с зазорами (полостью) между ними 36 и 37. Полость 36 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 11, полость 37 - с полостью второго верхнего коллектор 12. Внутри головки 6 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 38 и форсунки горючего 39. Форсунки окислителя 38 сообщают полость 40 с внутренней полостью 41 камеры сгорания 1. Форсунки горючего 39 сообщают полость 37 с внутренней полостью 41.Inside the combustion chamber 1 (Fig. 1), an outer plate 33, a middle plate 34 and an inner plate 35 with gaps (cavity) between them 36 and 37 are made. The cavity 36 communicates with the cavity of the first upper manifold 11, the cavity 37 with the cavity of the second upper collector 12. Inside the head 6 of the combustion chamber 1, the oxidizer nozzles 38 and the fuel nozzles 39 are installed. The oxidizer nozzles 38 communicate the cavity 40 with the internal cavity 41 of the combustion chamber 1. The fuel nozzles 39 communicate the cavity 37 with the internal cavity 41.

К нижнему коллектору 10 подключен трубопровод горючего 42, на котором установлен первый клапан горючего 43, вход которого трубопроводом горючего 42 соединен с выходом насоса горючего 26. Выход из второго верхнего коллектора 11 соединен топливопроводом высокого давления 44, содержащим клапан высокого давления горючего 45, с газогенератором горючего 29, конкретно с его коллектором 46. Выход из насоса горючего 26 трубопроводом 47, содержащим регулятор расхода горючего 48 с приводом 49 и клапан горючего высокого давления 50, соединен с газогенератором окислителя 21. Выход из насоса окислителя 17 трубопроводом окислителя 51 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 18 и трубопроводом окислителя 52 через клапан окислителя 53 соединен с газогенератором окислителя 21. К газогенератору горючего 29 подключен трубопровод окислителя 54, содержащий регулятор расхода окислителя 55 с приводом 56 и второй клапан окислителя 57. Дополнительный насос окислителя 18 перекачивает 7…10% от всего расхода окислителя с очень высоким давлением.. Насос горючего 26 создает очень высокое давление (до 1000…1200 атм для всего расхода горючего, что достигается применением многоступенчатого насоса (на фиг.1 приведен насос горючего 26 с двумя ступенями, но возможно применение 3-х и более ступеней насоса).A fuel pipe 42 is connected to the lower manifold 10, on which a first fuel valve 43 is installed, the input of which is connected by a fuel pipe 42 to the output of the fuel pump 26. The output of the second upper manifold 11 is connected by a high pressure fuel pipe 44 containing a fuel high pressure valve 45 to a gas generator fuel 29, specifically with its manifold 46. Exit from the fuel pump 26 by a pipe 47 containing a fuel flow regulator 48 with an actuator 49 and a high pressure fuel valve 50, is connected to the okey gas generator 21. The outlet from the oxidizer pump 17 is connected by an oxidizer pipe 51 to the inlet of the additional oxidizer pump 18 and the oxidizer pipe 52 through the oxidizer valve 53 to the oxidizer gas generator 21. To the fuel gas generator 29, an oxidizer pipe 54 is connected containing an oxidizer flow rate controller 55 with a drive 56 and the second oxidizer valve 57. An additional oxidizer pump 18 pumps 7 ... 10% of the total oxidizer consumption with very high pressure .. The fuel pump 26 creates a very high pressure (up to 1000 ... 1200 atm for its fuel consumption, which is achieved by employing a multistage pump (shown in Figure 1 the fuel pump 26 with two stages, but it is possible to use 3 or more stages of the pump).

Газогенератор окислителя 21 имеет внутреннюю кольцевую полость 58 и размещен между первой основной турбиной 16 и насосом окислителя 17. Газогенератор окислителя 17 имеет форсунки окислители и горючего, соответственно 59 и 60, газогенератор горючего 29 - тоже форсунки окислителя и горючего 61 и 62. На головке 6 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 63 (фиг.1 и 2), на газогенераторе окислителя 21 - запальные устройства 64 (пирозапальники с электровоспламенением или химические средства воспламенения), на газогенераторе горючего 29 - запальные устройства 65.The oxidizer gas generator 21 has an internal annular cavity 58 and is located between the first main turbine 16 and the oxidizer pump 17. The oxidizer gas generator 17 has oxidizer and fuel nozzles, respectively 59 and 60, the fuel gas generator 29, also oxidizer and fuel nozzles 61 and 62. On the head 6 combustion chambers 1 are equipped with ignition devices 63 (FIGS. 1 and 2), on the gas generator of oxidizer 21 - ignition devices 64 (pyrozapalniks with electric ignition or chemical means of ignition), on the gas generator of fuel 29 - ignition devices roystva 65.

Особенностью заявляемого ЖРД является то, что выполнено как минимум по две группы запальных устройств 63…65 на камере сгорания 1 и на газогенераторах 21 и 29. Далее для примера описан ЖРД, который может быть запущен три раза: один - на земле при помощи первой группы запальников (серая тонировка на фиг.3) и два - в полете.A feature of the claimed LRE is that at least two groups of ignition devices 63 ... 65 are made on the combustion chamber 1 and on the gas generators 21 and 29. The following describes an example LRE that can be launched three times: one - on the ground using the first group igniters (gray tint in figure 3) and two in flight.

На ЖРД установлен бортовой компьютер 66, к которому электрическими связями 67 присоединены все клапаны и регуляторы, а также запальные устройства.An on-board computer 66 is installed on the LRE, to which all valves and regulators, as well as ignition devices, are connected by electrical connections 67.

ЖРД содержит источник электроэнергии 68, который силовым кабелем 69 соединен с коммутатором 70, выполненным с возможностью переключения групп запальных устройств 63…65 на камере сгорания 1 и газогенераторах 21 и 29 (соответственно числу планируемых запусков ЖРД).The liquid-propellant rocket engine contains an electric power source 68, which is connected by a power cable 69 to a switch 70 configured to switch groups of ignition devices 63 ... 65 on the combustion chamber 1 and gas generators 21 and 29 (respectively, the number of planned rocket-propelled rocket launches).

К бортовому компьютеру 66 электрическими связями 67 подключены коммутатор 70 и первый клапан горючего 43, второй клапан горючего 50, клапан окислителя 53, привод 49 регулятора расхода горючего 48, клапан высокого давления горючего 47, второй клапан горючего 50, привод 56 регулятора расхода окислителя 55 и клапан высокого давления окислителя 57, а также запальные устройства 63…65 и датчики частоты вращения 24 и 32.An on-board computer 66 is connected by electrical connections 67 to a switch 70 and a first fuel valve 43, a second fuel valve 50, an oxidizer valve 53, an actuator 49 for a fuel flow regulator 48, a high pressure valve for a fuel 47, a second fuel valve 50, an actuator 56 for an oxidizer flow regulator 55, and oxidizer high pressure valve 57, as well as ignition devices 63 ... 65 and speed sensors 24 and 32.

На газоводе 22 на оси камеры сгорания 1 установлен центральный шарнир подвески 71, который может быть выполнен либо цилиндрическим, либо сферическим. Это обеспечит качание ЖРД или в одной или в двух плоскостях для управления вектором тяги. Для обеспечения управления вектором тяги к камере сгорания 1 прикреплено силовое кольцо 72 с одной или двумя парами цапф 73 (фиг.1, 3 и 4).On the gas duct 22, on the axis of the combustion chamber 1, a central hinge of the suspension 71 is mounted, which can be either cylindrical or spherical. This will ensure the rocket engine or in one or two planes to control the thrust vector. To ensure thrust vector control, a power ring 72 is attached to the combustion chamber 1 with one or two pairs of pins 73 (Figs. 1, 3, and 4).

ЖРД содержит внешний баллон сжатого воздуха (газа) 74, с которым соединен внешним трубопроводом высокого давления 75, имеющим клапан 76, быстроразъемное соединение 77, бортовой трубопровод 78, имеющий обратный клапан 79. Бортовой трубопровод 78 соединен с входным корпусом 80 пусковой турбины 19. Вторая пусковая турбина содержит корпус-газогенератор 81, имеющий форсунки окислителя и горючего, соответственно 82 и 83.The liquid-propellant liquid propellant rocket engine contains an external cylinder of compressed air (gas) 74, to which it is connected by an external high-pressure pipe 75 having a valve 76, a quick-connect connection 77, an air pipe 78 having a non-return valve 79. The air pipe 78 is connected to the input case 80 of the starting turbine 19. The second the starting turbine comprises a gas generator housing 81 having oxidizer and fuel nozzles 82 and 83, respectively.

К корпусу-газогенератору 81 второй пусковой турбины 27 присоединен трубопровод 84 с клапаном 85, другой конец которого подсоединен к выходу из основной турбины 16. Также к корпусу-газогенератору 81 присоединен трубопровод 86 с клапаном 87. Это является одной из особенностей заявленного ЖРД. Применение такой схемы, обеспечивающей очень высокую температуру продуктов сгорания на входе во вторую пусковую турбину 27 позволит получить большую мощность второй пусковой турбины 27 при меньшем расходе через нее рабочего тела, т.е. улучшить весовые характеристики ЖРД.A pipe 84 with a valve 85 is connected to the gas generator housing 81 of the second starting turbine 27, the other end of which is connected to the outlet of the main turbine 16. A pipe 86 with the valve 87 is also connected to the gas generator housing 81. This is one of the features of the declared LRE. The use of such a scheme, which ensures a very high temperature of the combustion products at the inlet of the second starting turbine 27, will make it possible to obtain greater power of the second starting turbine 27 at a lower flow rate of the working fluid through it, i.e. to improve the weight characteristics of the rocket engine.

Кроме того, к пусковой турбине 19 (фиг.2) может быть присоединен, по меньшей мере один трубопровод высокого давления 88, содержащий клапан 89 и бортовой баллон сжатого воздуха 90. Это выполнено для обеспечения его многократного запуска ЖРД в полете.In addition, at least one high pressure pipe 88 containing a valve 89 and an onboard compressed air balloon 90 can be connected to the starting turbine 19 (FIG. 2). This is done to ensure its multiple launch of the LRE in flight.

Такая схема обеспечивает многоразовое включения ЖРД и обеспечение его первого запуска от внешних баллонов сжатого воздуха. Кроме того, это уменьшит вес ЖРД и ракеты, на которой он установлен. Под внешним расположением подразумевается установка баллонов сжатого воздуха (газа) и соответствующих трубопроводов на земле или на орбитальной станции при запуске ракеты с нее. На фиг.1 приведена линия разъема.Such a scheme provides multiple starts of the rocket engine and ensuring its first launch from external cylinders of compressed air. In addition, it will reduce the weight of the rocket engine and the rocket on which it is mounted. An external arrangement means the installation of cylinders of compressed air (gas) and associated pipelines on the ground or at an orbital station when a rocket is launched from it. Figure 1 shows the line of the connector.

К коллектору горючего 10 может подключен продувочный трубопровод 91 с клапаном продувки 92. Клапан продувки 92 электрической связью 67 соединен с бортовым компьютером 66.A purge line 91 with a purge valve 92 may be connected to the fuel manifold 10. A purge valve 92 is connected by electrical connection 67 to the on-board computer 66.

Центральный шарнир 71, выполненный на газоводе 22 на продольной оси камеры сгорания 1, закреплен на силовой раме 93. К силовой раме 93 прикреплены приводы качания 94. В качестве привода качания 94 целесообразно использовать пневмоцилиндр 95 (или гидроцилиндр), который крепится к силовой раме 93 и к цапфам 73 либо цилиндрическими шарнирами 96 (фиг.3), либо сферическими шарнирами 97 - фиг.4.The central hinge 71, made on the gas duct 22 on the longitudinal axis of the combustion chamber 1, is mounted on the power frame 93. Swing drives 94 are attached to the power frame 93. It is advisable to use a pneumatic cylinder 95 (or hydraulic cylinder), which is attached to the power frame 93, as a swing drive 94 and to the pins 73 either with cylindrical joints 96 (FIG. 3), or with spherical joints 97 - FIG. 4.

Газогенератор окислителя 21 может быть установлен между первой основной турбиной 16 и насосом окислителя 17. Газогенератор горючего 29 может быть установлен над второй основной турбиной 25. Боковая стенка 98 газогенератора горючего 29 может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю 99 и внешнюю 100 оболочки с зазором 101 между ними.The oxidizer gas generator 21 can be installed between the first main turbine 16 and the oxidizer pump 17. The fuel gas generator 29 can be installed over the second main turbine 25. The side wall 98 of the fuel gas generator 29 can be regeneratively cooled and contains an inner 99 and an outer 100 shell with a gap of 101 between them.

Выход насоса окислителя 16 трубопроводом 102 соединен с входом в дополнительный насос окислителя 18 (фиг.1 и 2).The output of the oxidizer pump 16 by a pipe 102 is connected to the inlet of the additional oxidizer pump 18 (FIGS. 1 and 2).

ЖРД оборудован системой управления по углу крена (фиг.6) и содержит не менее двух блоков сопел крена 103 с оппозитно установленными соплами крена 104 и два трехходовых крана 105 и 106. Питание кислым газом блоков сопел крена 103 осуществляется при помощи трубопровода 107, вход которого соединен с трубопроводом 84, а выход с входом в трехходовой кран 106. Трубопровод 107 содержит сильфон 108. К выходу из трехходового крана 105 присоединены два трубопровода 109, другие концы которых соединены с парой сопел крена 104. Питание газифицированным горючим блоков сопел крена 103 осуществляется при помощи трубопровода 110, вход которого соединен с трубопроводом 84, а выход с входом в трехходовой кран 106. Трубопровод 110 содержит сильфон 111. К выходу из трехходового крана 106 присоединены два трубопровода 112, другие концы которых соединены с парой сопел крена 104.The liquid propellant rocket engine is equipped with a roll angle control system (Fig. 6) and contains at least two blocks of roll nozzles 103 with oppositely installed roll nozzles 104 and two three-way valves 105 and 106. The acid gas is supplied to the blocks of roll nozzles 103 by means of a pipe 107, whose input connected to the pipeline 84, and the outlet with the entrance to the three-way valve 106. The pipeline 107 contains a bellows 108. Two pipelines 109 are connected to the outlet of the three-way valve 105, the other ends of which are connected to a pair of bank nozzles 104. Supply of gasified fuel to the nozzle blocks the roll 103 is carried out by means of a pipeline 110, the input of which is connected to the pipeline 84, and the exit with the entrance to the three-way valve 106. The pipeline 110 contains a bellows 111. Two pipes 112 are connected to the outlet of the three-way valve 106, the other ends of which are connected to a pair of roll nozzles 104 .

Первый запуск ЖРД осуществляется следующим образом.The first launch of the rocket engine is as follows.

Открывают клапан 76 и сжатый воздух(газ) из внешнего баллона сжатого воздуха 74 по внешнему трубопроводу 78 поступает в первую и вторую пусковые турбины 19 и 27 и раскручивает валы 23 и 31. Датчики частоты вращения 24 и 32 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают первый клапан горючего 43, клапан окислителя 53, клапан высокого давления горючего 45, второй клапан горючего 50, клапан высокого давления окислителя 57. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 21 и 29. Потом с бортового компьютера 66 по линии связи 67 подают сигнал на коммутатор 70 и он подает напряжение по силовому кабелю 69 на запальные устройства 63…65 первых групп. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторах 21 и 29, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором - с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 41, где воспламеняются при помощи запальных устройств 63. Горючее перед этим нагревается в зазоре 15, охлаждая внутреннюю стенку 13 сопла 2 и его температура повышается до 700…900°С в газогенераторе горючего 29, но уменьшается до 300…500°С во второй основной турбине 25.Open valve 76 and compressed air (gas) from an external cylinder of compressed air 74 through an external pipe 78 enters the first and second starting turbines 19 and 27 and spins the shafts 23 and 31. The speed sensors 24 and 32 control the process of starting the LRE in dynamics and in work. Then the first fuel valve 43, the oxidizer valve 53, the high pressure fuel valve 45, the second fuel valve 50, the high pressure oxidizer valve 57 are opened. The oxidizing agent and fuel enter the gas generators 21 and 29. Then, a signal is transmitted from the on-board computer 66 via communication line 67 to the switch 70 and it supplies voltage through the power cable 69 to the ignition devices 63 ... 65 of the first groups. The components of rocket fuel (fuel and oxidizer) are ignited in gas generators 21 and 29, where they burn in the first with an excess of oxidizer, and in the second with an excess of fuel. Gasified fuel and acidic gas-generating gas enter the combustion chamber 1, more precisely, into its internal cavity 41, where it is ignited with the help of ignition devices 63. Before that, the fuel is heated in the gap 15, cooling the inner wall 13 of the nozzle 2 and its temperature rises to 700 ... 900 ° C in the fuel gas generator 29, but decreases to 300 ... 500 ° C in the second main turbine 25.

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляет регулятор расхода горючего 48 и регулятор расхода окислителя 55 синхронно при помощи приводов 48 и 56, используя сигналы с компьютера 66, передаваемые по электрическим связям 67.The thrust of the liquid propellant rocket engine is regulated by a fuel flow rate regulator 48 and an oxidizer flow rate regulator 55 synchronously with the help of drives 48 and 56, using the signals from computer 66 transmitted via electrical connections 67.

Управление вектором тяги осуществляется при помощи приводов качания 94. Приводы качания могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух ТНА 3 и 4 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3 и 4 и вращение валов 23 и 31 в разные стороны повышают точность управления ракетой, так как исключают влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.The thrust vector is controlled by swing motors 94. Swing drives can be used in pairs to increase reliability. The symmetric arrangement of two THA 3 and 4 relative to the longitudinal axis of the combustion chamber 1, the same weight of the THA 3 and 4 and the rotation of the shafts 23 and 31 in different directions increase the accuracy of the missile control, since they exclude the influence of the asymmetry of the weight and the torque gyroscopic from the rotation of the TNA rotors on the control.

Управление ракетой по углам крена осуществляется при помощи двух трехходовых кранов 105 и 106, переключением подачи компонентов ракетного топлива на одно из двух сопел крена 104 блока сопел крена 103 (фиг.6).The rocket control in the corners of the roll is carried out using two three-way cranes 105 and 106, switching the supply of rocket fuel components to one of the two nozzles of the roll 104 of the block of nozzles of the roll 103 (Fig.6).

Схема ЖРД обеспечивает его многократное включение, на фиг.1 и 2 приведен пример ЖРД, выполненного с возможностью трехкратного включения.The scheme of the rocket engine provides its multiple inclusion, figure 1 and 2 shows an example of a liquid propellant engine configured to triple inclusion.

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 92 и инертным газом продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.The LRE shutdown is performed in the reverse order. After closing all the fuel and oxidizer valves, the purge valve 92 is opened and the combustion chamber 1 of the engine is purged with inert gas to remove any remaining fuel.

Применение изобретения позволит следующее.The application of the invention will allow the following.

Значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес, за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов, более высокое давление в камере сгорания и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания.Significantly improve the specific characteristics of the liquid propellant rocket engine: specific thrust and specific gravity, due to the complete gasification of the oxidizer and fuel before being fed into the combustion chamber, which provides greater power to turbines and pumps, higher pressure in the combustion chamber and high enthalpy of rocket fuel components even before being fed into the chamber combustion.

Повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение.To increase the reliability of the rocket engine due to the separation of the fuel and oxidizer pumps over a considerable distance and the exclusion of the mutual penetration of the oxidizer and fuel and their ignition.

Многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что пока не принято в мировой практике ракетостроения.Repeatedly launch LRE, especially for LRE, designed for the first stages of missiles, which is not yet accepted in the world practice of rocket science.

Уменьшить вес ЖРД за счет применения для работы второй пусковой турбины высокотемпературных продуктов сгорания.To reduce the weight of the liquid propellant rocket due to the use of high-temperature combustion products for the operation of the second starting turbine.

Улучшить управляемость вектором тяги за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения двух ТНА, имеющих вес соизмеримый с весом камеры сгорания, и обеспечить эффективное, надежное и с минимальным расходом компонентов ракетного топлива управление по углам крена.To improve the thrust vector controllability through the use of a central power hinge and a symmetrical arrangement of two heat pumps with a weight comparable to the weight of the combustion chamber, and to provide effective, reliable and with minimal consumption of rocket fuel components control over the roll angles.

Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения приоритета в мирном освоении космоса и обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции в 5…10 раз, при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности.The invention can be used on missiles of any purpose, including military. Having such a patent for an invention, Russian enterprises manufacturing such rocket engines, in addition to ensuring priority in peaceful space exploration and the country's defense capabilities, will be much easier to sell them abroad to allies and friendly countries, while it is possible to increase the price of selling a unit of unique products by 5 ... 10 times, at lower cost due to simplicity of design and manufacturability.

Claims

1. A liquid rocket engine containing an on-board computer and an electric power source, an oxidizer turbopump assembly, which in turn contains a main turbine, pumps and a starting turbine, an oxidizer gas generator, and also an external high-pressure air cylinder connected by an external high-pressure pipe through an external valve , a quick coupler and a return valve to the starting turbine, and ignition devices on the combustion chamber and oxidizer gas generator, characterized in that it further comprises a turbo a fuel pump unit with a second main turbine, a fuel pump and a second start-up turbine and a fuel gas generator, a fuel gas generator is structurally combined with a fuel pump turbine unit, and a second start-up turbine is connected by pipelines containing start valves with exits from the main turbine and the second main turbine, an oxide turbine pump unit contains an oxidizer pump and an additional oxidizer pump.

2. The liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the combustion chamber contains a head, a cylindrical part, a nozzle, two upper collectors in the upper cylindrical part of the nozzle and one lower collector in the lower part of the nozzle, the outlet of the first main turbine of the oxidizer turbopump assembly is connected the gas duct with the head of the combustion chamber, and the outlet from the fuel pump is connected to the lower manifold, the outlet from the second upper manifold is connected to the gas generator, and the outlet from the second main turbine of the turbopump it is connected to the first upper header.

3. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that at least two groups of ignition devices are installed on the combustion chamber and the gas generator, the number of groups on the combustion chamber and on the gas generators being the same, in the control system there is a switch connected by electrical communications on the one hand with the on-board computer, and on the other hand with groups of ignition devices.

4. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that at least one cylinder of high pressure air with a pipeline and a valve is connected to the starting turbine.

5. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that it contains a central hinge made on the gas duct on the longitudinal axis of the combustion chamber.

6. The liquid rocket engine according to claim 5, characterized in that the central hinge is cylindrical.

7. The liquid rocket engine according to claim 5, characterized in that the central hinge is spherical.

8. The liquid propellant rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that it contains sensors of the number of revolutions of the shafts of the turbopump units, connected by electrical communication with the on-board computer.

9. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the turbopump units and the combustion chamber are mounted in the same plane symmetrically with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber and their longitudinal axes are parallel to the longitudinal axis of the combustion chamber.

10. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the shafts of the turbopump units are rotatable in opposite directions.

11. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the turbopump units are made of the same weight.

12. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that a power ring is made on the combustion chamber to which one or two pairs of drives are connected to control the thrust vector.

13. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the oxidizer gas generator is installed between the first main turbine and the oxidizer pump.

14. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the fuel gas generator is installed above the second main turbine.

15. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the gas duct is made in a U-shape with rounded corners.

16. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the pipeline of gasified fuel is made straightforward.

17. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the side wall of the gas generator of the fuel is made with the possibility of regenerative cooling and contains an inner and outer shell with a gap between them.